CA2629096A1 - Flexible suspension - Google Patents
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Abstract
La présente invention porte sur une suspension de turbomoteur à la structure d'un aéronef comprenant une poutre (1) avec un premier élément (2) recevant des moyens de fixation à ladite structure et un second élément (3, 4, 5) recevant des moyens de fixation au turbomoteur. Elle est caractérisé par le fait que la poutre comprend au moins une première (10) et une deuxième (20) plaques destinées à être disposées transversalement par rapport à l'axe du moteur (OX) liées entre elles par une couche d'élastomère (30), la première plaque (10) étant solidaire du premier élément (2) et l'autre plaque (20) du second élément (3, 4, 5). Cette disposition permet d'incorporer des moyens amortisseurs de vibrations entre le moteur et la structure de l'aéronef.The present invention relates to a turbine engine suspension to the structure of an aircraft comprising a beam (1) with a first element (2) receiving fastening means to said structure and a second element (3, 4, 5) receiving fastening means to the turbine engine. It is characterized in that the beam comprises at least a first (10) and a second (20) plate intended to be arranged transversely with respect to the axis of the motor (OX) linked together by an elastomer layer ( 30), the first plate (10) being integral with the first element (2) and the other plate (20) of the second element (3, 4, 5). This arrangement makes it possible to incorporate vibration damping means between the engine and the structure of the aircraft.
Description
La présente invention concerne le domaine des turbomoteurs et vise la suspension de ceux-ci à la structure d'un aéronef.
Un turbomoteur suspendu par exemple à une aile d'avion par l'intermédiaire d'un pylône comprend un point d'attache à l'avant reprenant les efforts transitant par le carter intermédiaire notamment et une attache arrière au niveau du carter d'échappement. Dans une suspension isostatique, les efforts sont transmis par des bielles convenablement distribuées entre les deux organes de fixation et qui travaillent uniquement en traction/compression. Les bielles sont fixées d'une part à une poutre solidaire de la structure de l'avion et d'autre part à des ferrures du carter du moteur. Les fixations des bielles à leurs extrémités sont à rotules de façon à
ne permettre la transmission d'efforts que le long de leur axe. Les efforts repris par ces organes de fixation sont le couple moteur et les efforts qui s'exercent dans le plan transversal du moteur comme le poids, les efforts latéraux et la poussée du moteur.
Afin de réduire les vibrations induites sur la structure et le bruit en cabine par le fonctionnement du moteur, il est connu d'introduire des moyens isolateurs de vibrations dans les systèmes de fixation. Par exemple, le brevet EP 250659 décrit une suspension d'un turbomoteur à la structure d'un avion incorporant un axe transversal entre une poutre à laquelle le moteur est suspendu par l'intermédiaire de bielles et le pylône sous l'aile de l'avion. L'axe transversal est supporté par une première paire d'isolateurs à ses extrémités travaillant en compression verticale et une seconde paire travaillant en compression transversale. Les deux paires sont indépendantes l'une de l'autre et peuvent avoir des coefficients d'élasticité
différents. Cette solution présente un certain encombrement en hauteur.
D'autres agencements sont connus et sont relativement complexes. Ils sont appliqués généralement aux systèmes de type hyperstatique. Ce type d'accrochage a pour inconvénient principal la non connaissance des efforts transitant dans les pièces à chaque instant. Le dimensionnement des moyens isolateurs dans ce cas est donc plus difficile et incertain.
La présente invention a pour objet la réalisation d'une suspension de turbomoteur dans une structure d'aéronef à la fois de type isostatique et incorporant un élément souple isolateur de vibrations, l'ensemble devant rester aussi compact que possible. The present invention relates to the field of turbine engines and aims at suspension of these to the structure of an aircraft.
A turbine engine suspended for example from an airplane wing by through a pylon includes a point of attachment at the front taking over the efforts passing through the intermediate crankcase in particular and a rear attachment at the exhaust housing. In a suspension isostatic, the forces are transmitted by rods suitably distributed between the two fasteners and which work only in traction / compression. The connecting rods are fixed on the one hand to a beam integral with the structure of the aircraft and secondly with fittings of the crankcase of engine. The fasteners of the rods at their ends are spherical so as to allow the transmission of forces only along their axis. The efforts taken up by these fasteners are the driving torque and the forces in the transverse plane of the motor, such as weight, effort side and thrust of the engine.
In order to reduce the vibrations induced on the structure and the cabin noise by the operation of the engine, it is known to introduce means vibration isolators in fastening systems. For example, the Patent EP 250659 describes a suspension of a turbine engine to the structure of an airplane incorporating a transverse axis between a beam to which the engine is suspended via connecting rods and the pylon under the wing from the plane. The transverse axis is supported by a first pair insulators at its ends working in vertical compression and a second pair working in transverse compression. The two pairs are independent of each other and may have elasticity coefficients different. This solution has a certain height requirement.
Other arrangements are known and are relatively complex. They are generally applied to hyperstatic type systems. This guy The main drawback is the lack of knowledge of the passing through the rooms at every moment. The sizing of isolating means in this case is therefore more difficult and uncertain.
The present invention relates to the realization of a suspension of turbine engine in an aircraft structure of both isostatic and incorporating a flexible vibration isolator element, the assembly in front of stay as compact as possible.
2 Conformément à l'invention la suspension de turbomoteur à la structure d'un aéronef comprenant une poutre avec un premier élément recevant des moyens de fixation à ladite structure et un second élément recevant des moyens de fixation au turbomoteur, est caractérisée par le fait que la poutre comprend au moins une première et une deuxième plaques, destinées à être disposées transversalement par rapport à l'axe du moteur, liées entre elles par une couche de matériau souple et amortissant, tel qu'un élastomère, la première plaque étant solidaire du premier élément et l'autre plaque du deuxième élément.
Grâce à la solution de l'invention, on incorpore le moyen amortisseur de vibrations dans la structure de la poutre constituant ainsi un ensemble compact en hauteur, de structure simple et isostatique.
On connaît le brevet EP 257665 qui décrit dans un mode de réalisation particulier, représenté sur les figures 19 à 22, et notamment la figure 22, une suspension comprenant quatre isolateurs de vibrations constitués de plaques parallèles entre elles, liées par une couche d'élastomère, et orientées verticalement parallèlement à l'axe moteur. Le but est d'amortir par cisaillement de l'élastomère les vibrations qui se propagent dans le plan vertical. Cet agencement des isolateurs permet à la suspension de rester relativement rigide dans le plan perpendiculaire à l'axe moteur au regard des efforts transversaux et le couple de rotation. La solution de l'invention se distingue de cet art antérieur par le fait que l'on amortit l'ensemble des vibrations orientées dans le plan transversal avec la possibilité de ménager un maximum de surface active correspondant à toute la surface des plaques formant la poutre, tout en restant très compact en hauteur.
Conformément à une autre caractéristique, la poutre comprend une pluralité
de plaques parallèles entre elles et liées les unes aux autres par adhérisation de couches d'élastomère, les plaques étant solidaires, alternativement, au premier élément et au second élément.
Le terme pluralité signifie que l'ensemble comprend au moins trois plaques, une plaque centrale reliée à un élément, et deux plaques de part et d'autre de celle-ci reliées à l'autre élément. Le choix du nombre de plaques est déterminé par l'espace dont on dispose pour loger l'ensemble, par les caractéristiques d'amortissement que l'on souhaite obtenir et aussi en fonction des contraintes de production. Notamment, à iso encombrement, on adapte la fabrication de manière à obtenir un nombre de couches 2 According to the invention the turbine engine suspension to the structure of an aircraft comprising a beam with a first element receiving fixing means to said structure and a second element receiving fixing means to the turbine engine, is characterized in that the beam comprises at least a first and a second plate, intended to be arranged transversely to the axis of the motor, linked together by a layer of soft and cushioning material, such as an elastomer, the first plate being integral with the first element and the other plate of the second element.
Thanks to the solution of the invention, the damping means of vibrations in the structure of the beam thus constituting a whole compact in height, simple and isostatic structure.
Patent EP 257665 is known which describes in one embodiment particular, shown in FIGS. 19 to 22, and in particular FIG.
a suspension comprising four vibration isolators consisting of plates parallel to each other, linked by an elastomer layer, and oriented vertically parallel to the motor axis. The goal is to cushion by shearing the elastomer the vibrations that propagate in the plane vertical. This arrangement of the insulators allows the suspension to remain relatively rigid in the plane perpendicular to the motor axis transverse forces and torque. The solution of the invention is distinguished from this prior art by the fact that we amortize all vibrations oriented in the transverse plane with the possibility to spare a maximum of active surface corresponding to the entire surface of the plates forming the beam, while remaining very compact in height.
According to another characteristic, the beam comprises a plurality plates parallel to each other and linked to each other by adherization layers of elastomer, the plates being secured, alternatively, to first element and the second element.
The term plurality means that the set comprises at least three plates, a central plate connected to an element, and two plates of other of this connected to the other element. The choice of the number of plates is determined by the space available to house the whole, by the damping characteristics that we wish to obtain and also in function of production constraints. In particular, at iso congestion, the manufacturing is adapted so as to obtain a number of layers
3 d'élastomère et de plaques les plus grands possibles. Si au contraire la place disponible n'est pas une contrainte, on recherchera une solution à
coût de fabrication optimal pour un nombre d'éléments maximal.
Les plaques peuvent selon un mode de réalisation avantageux, être réalisées de manière indépendante et boulonnées entre elles.
Conformément à une autre caractéristique, les plaques sont traversées par au moins une tige parallèle à l'axe du moteur, un jeu étant ménagé entre les plaques et la tige. De cette façon, la tige assure la transmission des efforts perpendiculaires à l'axe du moteur quand les premières plaques subissent un déplacement par rapport aux deuxièmes plaques. La poutre comprend une ou deux tiges. Cette ou ces deux tiges assurent la reprise des efforts, notamment en cas de défaillance d'un élément d'amortissement ou en cas de déplacement important. En fait, on prévoit une seule tige lorsque la suspension ne comprend pas de moyen de reprise des efforts liés au couple de rotation du moteur autour de l'axe moteur, ces efforts étant repris par une autre suspension.
Ce mode de réalisation de l'isolation des vibrations convient particulièrement à une suspension de type isostatique dont le moyen de fixation au turbomoteur comprend au moins une bielle articulée par une liaison à rotule sur le second élément de la poutre. En général, la suspension comprend deux bielles pour la reprise des efforts transversaux et une bielle le cas échéant pour la reprise du couple de rotation.
Conformément à une autre caractéristique, la couche d'élastomère entre deux plaques adjacentes est précontrainte. Cette disposition permet au matériau élastomère de ne jamais travailler en dépression.
On décrit maintenant un mode de réalisation non limitatif de l'invention en référence aux dessins annexés sur lesquels La figure 1 représente une suspension conforme à l'invention vue en perspective, La figure 2 est une coupe selon la direction II-II de la suspension de la figure 1, La figure 3 est une vue en coupe selon la direction III-III de la suspension de la figure 1, 3 elastomer and the largest possible plates. If on the contrary available space is not a constraint, we will seek a solution to optimal manufacturing cost for a maximum number of elements.
The plates can according to an advantageous embodiment be realized independently and bolted together.
According to another characteristic, the plates are traversed by at least one rod parallel to the axis of the engine, a game being arranged between the plates and the stem. In this way, the rod ensures the transmission of efforts perpendicular to the axis of the engine when the first plates undergo a displacement relative to the second plates. The beam includes one or two stems. This or these two rods ensure the recovery of efforts, particular in the event of failure of a damping element or in the event of significant displacement. In fact, only one rod is expected when the suspension does not include a means of recovery of the efforts related to the couple rotation of the motor around the motor axis, these efforts being taken up by another suspension.
This embodiment of vibration isolation is suitable particularly to an isostatic type suspension whose means of attachment to the turbine engine comprises at least one rod articulated by a ball joint on the second element of the beam. In general, the suspension includes two connecting rods for the recovery of transverse forces and a connecting rod if necessary for the recovery of the torque.
According to another characteristic, the elastomer layer between two adjacent plates is prestressed. This provision allows the Elastomeric material never work in depression.
We now describe a non-limiting embodiment of the invention in reference to the accompanying drawings in which FIG. 1 represents a suspension according to the invention seen in perspective, FIG. 2 is a section along direction II-II of the suspension of the figure 1, Figure 3 is a sectional view along the direction III-III of the suspension of Figure 1,
4 La figure 4 montre un ensemble de premières plaques constituant une partie de la suspension de la figure 1, La figure 5 montre un ensemble de secondes plaques constituant la partie complémentaire de la suspension de la figure 1.
En se reportant à la figure 1, on voit une représentation en perspective cavalière d'une suspension conforme à l'invention et qui constitue un des moyens d'accrochage d'un turbomoteur à la structure d'un aéronef. Le turbomoteur est un turboréacteur ou un turbopropulseur. Il est accroché par exemple sous l'aile d'un avion par l'intermédiaire d'un pylône. Cependant l'invention s'applique à l'accrochage à tout élément de la structure, y compris le fuselage auquel cas la suspension n'est le plus souvent pas verticale mais horizontale pour un accrochage latéral.
La suspension comprend une poutre 1 avec un premier élément qui permet la fixation à la structure de l'aéronef. Le premier élément est constitué
selon cet exemple d'une plateforme supérieure 2 de forme rectangulaire ou carrée, percée d'orifices 21 par lesquels la plateforme est fixée à la structure de l'aéronef. La plateforme est fixée à la structure par des moyens de fixations, non visibles, tels que des boulons glissés dans les orifices 21.
Un pion central 23 solidaire de la plateforme coopère avec la structure de l'aéronef et assure la reprise des efforts de cisaillement entre la suspension et la structure.
La poutre est de forme générale allongée. Elle se place en travers par rapport à l'axe du moteur. Il s'agit de l'axe OX sur le repère associé à la figure 1. L'axe OZ est l'axe vertical et l'axe OY est transversal. Elle comprend un second élément recevant des moyens de fixation au turbomoteur. Ce second élément est constitué ici par les trois bras 3, 4 et 5 qui s'étendent vers le bas à 1'opposé de la plateforme 2. Chacun des bras comprend une fente transversale ouverte vers le bas, et est traversé
axialement par un axe 31, 41 et 51 supportant une bielle, respectivement 6, 7 et 8. Les bielles sont articulées sur leur axe par l'intermédiaire d'une liaison à rotule. Cette liaison permet à la bielle de pivoter autour de l'axe 31, 41 et 51, mais aussi selon les deux autres directions dans les limites permises par le jeu ménagé entre la bielle et la fente qui la reçoit.
Le moteur vient s'accrocher à la poutre par l'intermédiaire des bielles 6, 7 et 8 qui comprennent des alésages axiaux pour le passage d'axes non représentés, montés sur des ferrures solidaires du carter du moteur. Les deux bielles 6 et 8 forment un angle entre elles et assurent la reprise des efforts selon les directions OY et OZ. La bielle 7 disposée entre les deux autres reprend, en combinaison avec ces dernières, les efforts liés au couple moteur. Elle peut ne pas être prévue si le couple est repris par une autre 4 Figure 4 shows a set of first plates constituting a part of the suspension of FIG.
FIG. 5 shows a set of second plates constituting the part complementary to the suspension of FIG.
Referring to Figure 1, we see a perspective representation jumper of a suspension according to the invention and which constitutes one of means for attaching a turbine engine to the structure of an aircraft. The turbine engine is a turbojet engine or a turboprop engine. He is hooked by example under the wing of an airplane through a pylon. However the invention applies to the attachment to any element of the structure, including including the fuselage in which case the suspension is most often not vertical but horizontal for lateral attachment.
The suspension comprises a beam 1 with a first element which allows fixing to the structure of the aircraft. The first element is constituted according to this example of a top platform 2 of rectangular shape or square, pierced with orifices 21 through which the platform is fixed to the structure of the aircraft. The platform is attached to the structure by means fasteners, not visible, such as bolts slid in the orifices 21.
A central pin 23 secured to the platform cooperates with the structure of the aircraft and ensures the resumption of shear forces between the suspension and the structure.
The beam is of elongated general shape. She gets sidetracked by relative to the motor axis. This is the axis OX on the reference associated with the figure 1. The axis OZ is the vertical axis and the axis OY is transversal. She comprises a second element receiving fixing means at turbine engine. This second element is constituted here by the three arms 3, 4 and 5 which extend down opposite the platform 2. Each of the arms includes a transverse slot open down, and is crossed axially by an axis 31, 41 and 51 supporting a connecting rod, respectively 6, 7 and 8. The rods are articulated on their axis via a ball joint. This connection allows the connecting rod to pivot about the axis 31, 41 and 51, but also according to the other two directions within the limits allowed by the play between the connecting rod and the slot that receives it.
The motor hooks to the beam via connecting rods 6, 7 and 8 which include axial bores for the passage of non-axis shown, mounted on integral fittings of the motor housing. The two connecting rods 6 and 8 form an angle between them and ensure the recovery of efforts according to directions OY and OZ. The connecting rod 7 arranged between the two others, in combination with the latter, the efforts related to the couple engine. It may not be expected if the couple is taken over by another
5 suspension.
L'ensemble qui est décrit ci-dessus est classique et fait partie de l'art antérieur.
L'invention a consisté à modifier la structure de la poutre 1 pour la rendre souple dans le plan transversal. Cette structure est détaillée sur les figures à 5. On voit sur la figure 2, qui est une coupe de la poutre selon un plan vertical, que celle-ci est constituée d'une pluralité de plaques : des premières plaques 10a, lOb, 10c, lOd, 10 e, et de deuxièmes plaques 20a, 20b, 20c, 20d, 20 e, 20f. Les premières plaques 10 sont imbriquées entre les deuxièmes plaques 20. Un espace est ménagé entre les plaques adjacentes qui est occupé par un matériau élastomère. Il y a autant de couches 30 de matériau élastomère que d'intervalles entre les premières et les deuxièmes plaques 10 et 20. Les couches élastomères adhèrent aux plaques, l'ensemble formant une structure lamifiée. Les premières plaques 10 sont solidaires du dit premier élément de la poutre recevant les moyens de fixation à la structure de l'aéronef, ici la plateforme 2. Les deuxièmes plaques 20 sont solidaires du dit second élément de la poutre recevant les moyens de fixation au turbomoteur, ici les bras 3, 4 et 5.
Dans l'exemple de réalisation représenté sur les figures, chacune des plaques se prolonge de manière à former une partie du premier et du second élément respectivement. Les plaques 10 et 20 sont respectivement liées ensemble par des boulons 13 et 14 que l'on voit représentés sur la figure 1.
Ce mode de réalisation n'est cependant pas le seul possible. Les plaques peuvent être par exemple réalisées par usinage de deux blocs. D'autres solutions sont envisageables.
En fonctionnement, les efforts selon les directions OZ et OY sont transmis parallèlement aux plaques à travers les couches élastomères qui sont soumises à des contraintes de cisaillement. Cette disposition évite que le matériau élastomère ne travaille en dépression. La poutre présente une rigidité plus importante selon l'axe du moteur OX. Il est éventuellement possible de précontraindre dans cette direction les couches d'élastomère en 5 suspension.
The set that is described above is classic and part of the art prior.
The invention consisted in modifying the structure of the beam 1 to make it flexible in the transverse plane. This structure is detailed in the figures to 5. We see in Figure 2, which is a section of the beam according to a plan vertical, that it consists of a plurality of plates:
first plates 10a, 10b, 10c, 10d, 10e, and second plates 20a, 20b, 20c, 20d, 20e, 20f. The first plates 10 are nested between the second plates 20. A space is provided between the plates adjacent which is occupied by an elastomeric material. There are so many layers of elastomeric material than intervals between the first and second the second plates 10 and 20. The elastomeric layers adhere to the plates, all forming a laminated structure. The first plates 10 are integral with said first element of the beam receiving the means fixing to the structure of the aircraft, here platform 2. The second plates 20 are integral with said second element of the beam receiving the fixing means to the turbine engine, here the arms 3, 4 and 5.
In the embodiment shown in the figures, each of the plates extends to form a part of the first and second element respectively. The plates 10 and 20 are respectively linked together by bolts 13 and 14 which are shown in Figure 1.
This embodiment is however not the only one possible. The plaques can be made for example by machining two blocks. other solutions are possible.
In operation, the forces according to the directions OZ and OY are transmitted parallel to the plates through the elastomeric layers that are subjected to shear stresses. This provision prevents the Elastomeric material does work in depression. The beam presents a greater rigidity along the axis of the OX engine. It is eventually possible to prestress in this direction the elastomer layers in
6 comprimant axialement les couches au moment de l'assemblage de la poutre.
On comprend que le nombre de plaques n'est pas limité à celui du mode de réalisation ici illustré. Il dépend de paramètres tels que l'espace disponible pour loger la suspension, la section globale de matériau élastomère actif requise, les efforts que la suspension sera amenée à supporter, l'amortissement des vibrations que l'on souhaite appliquer à la suspension.
Le coût de fabrication d'une telle structure est aussi un paramètre pris en compte dans la définition des différents composants de la poutre.
On fabrique cette structure en coulant un élastomère par exemple dans les intervalles entre les plaques de manière à ce qu'il adhère à ces dernières comme cela est connu dans la technique de fabrication des structures lamifiées élastomère métal.
Conformément à une autre caractéristique de l'invention, on incorpore dans la poutre une ou deux tiges axiales 11 ou 12 qui traversent l'ensemble des plaques. Ces tiges sont montées avec jeu dans les plaques 10 et 20. Leur fonction est d'assurer la transmission des efforts selon les directions OZ et OY en cas de déplacement des plaques 10 et 20 les unes par rapport aux autres au-delà d'une limite acceptable, en terme de sécurité notamment, qui est définie par le dit jeu. On peut ne prévoir qu'une seule tige 11 ou 12 si la suspension n'est pas affectée à la reprise des efforts de couple moteur.
Le nombre et la surface des plaques dépendent des efforts que l'on souhaite filtrer ainsi que des charges limites qu'une telle structure est susceptible de supporter. 6 compressing the layers axially at the time of assembly of the beam.
It is understood that the number of plates is not limited to that of the mode of realization here illustrated. It depends on parameters such as available space to house the suspension, the overall section of active elastomeric material required, the efforts that the suspension will have to bear, the damping of the vibrations that one wishes to apply to the suspension.
The cost of manufacturing such a structure is also a parameter taken into account.
account in the definition of the various components of the beam.
This structure is produced by casting an elastomer for example in the intervals between the plates so that it adheres to the latter as is known in the technique of manufacturing structures laminated elastomer metal.
According to another characteristic of the invention, it is incorporated in the beam one or two axial rods 11 or 12 that cross all of plates. These rods are mounted with clearance in the plates 10 and 20. Their function is to ensure the transmission of efforts according to the directions OZ and OY in case of displacement of the plates 10 and 20 with respect to others beyond an acceptable limit, particularly in terms of safety, which is defined by the said game. It is possible to provide only one rod 11 or 12 if the suspension is not assigned to the recovery of engine torque.
The number and the surface of the plates depend on the efforts that one wishes filter as well as limiting loads that such a structure is likely to of support.
Claims (6)
l'axe du moteur (OX) liées entre elles par une couche d'un matériau souple et amortissant (30), la première plaque (10) étant solidaire du premier élément (2) et l'autre plaque (20) du second élément (3, 4, 5) et dont le moyen de fixation au turbomoteur comprend au moins une bielle (6, 7, 8) articulée par une liaison à rotule sur le second élément (3, 4, 5) de la poutre (1). 1. Turbomotive suspension with the structure of an aircraft comprising a beam (1) with a first element (2) receiving means for attachment to said structure and a second element (3, 4, 5) receiving fixing means for the turbine engine, characterized in that the beam comprises at least a first (10) and a second (20) plates intended to be arranged transversely with respect to the axis of the engine (OX) linked together by a layer of a material flexible and damping (30), the first plate (10) being integral with the first element (2) and the other plate (20) of the second element (3, 4, 5) and the means for fixing it to the turbine engine comprises at least one connecting rod (6, 7, 8) articulated by a ball joint on the second element (3, 4, 5) of the beam (1).
l'axe du moteur, un jeu étant ménagé entre les plaques et la tige, la tige assurant la transmission des efforts perpendiculaires à l'axe moteur quand les premières plaques ont subi un déplacement par rapport aux deuxièmes plaques. 4. Suspension according to one of the preceding claims, the plates are traversed by at least one rod (11, 12) parallel to the axis of the engine, a game being formed between the plates and the rod, the rod ensuring the transmission of forces perpendicular to the axis motor when the first plates have been displaced by compared to the second plates.
5. 6. Turbomotor comprising a suspension according to claims 1 to 5.
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